航空发动机燃烧室的现状和发展
张宝诚
（沈阳航空航天大学 航空航天学部，沈阳 110136）
摘要：论述了燃烧室设计中各项技术指标的相互制约，分析了第 3、4 代发动机燃烧 室的技术特点和燃烧室设计及研究方法的新进展。较详细介绍了驻涡（T VC ）、富燃 - 快 掺混 - 贫燃（RQ L ）、双环腔预混旋流（T AP S ）、多喷嘴单元体和陶瓷燃烧室，指出其适用 性。主动燃烧控制中更为主要的是出口温度分布系数控制，长远研究应开发快速、灵敏、 配置严格的油气管理系统。最后讨论了燃用液氢的可行性。建议应加快 CCD 与燃烧室目 标设计相结合的研发过程。
关键词：航空发动机；燃烧室；主动燃烧控制；氢燃烧；计算燃烧动力学
Status and Development of Aeroengine Combustors
ZHANG Bao-cheng
（Departmen t of A erospace , Shenyang Aerospace University , Shenyang 110136, China ）
Abstract: The interactions of various technical targets in combustor design were
张宝诚（1940），男，教授，主要研究方 向为航空发动机燃烧室设计与分析。
收稿日期：2013-01-16
demonstrated. The technical characters of the 3th -4th generation engine combustors and new advances of the combustor designs and the development methods were analyzed. The trapped vortex combustor, the rich queanch lean combustor, the twin annular premixing swirler combustor, the multiple -injectors -units, and the ceramic combustors were introduced in more detail, denoting their suitabilities. The temperature distributive coefficient control at the combustor outlet are more importance in the active combustion control, and the long -term rearch shall develop a fast, nsitive and strict dispod system of the fuel -air management. The feasibility with the burning of liquid hydrogen was discusd. The development process of the interactive binding of C
CD with the combustor target design should be promoted.
Key words: aeroengine; combustors; new structures; active combustion controls Liquid hydrogen burning; CCD
全功率下 NOx 和冒烟排放最低，必须使火焰筒主燃 区变贫，这使低工况的燃烧稳定性明显降低和高空再 点火困难，这将影响军机的飞行包线和可操纵性。
本文主要论述现代军用发动机燃烧室和新型燃 烧室，并简明论述传统燃烧室的重要改进和设计思 想、方法的变化，提出研发的主要框架。
0 引言
航空发动机已经历 4 代发展。燃烧室出口温度从
第 1 代的低于 1150 K 至第 4 代的 1800~2000 K ，每 一代以 200~250 K 的温度递增。正在研发的第 5 代发 动机的燃烧室出口温度为 2000~2200 K ，已接近煤油 的理论燃烧温度极限。现代航空发动机燃烧室建立在 高性能、高可靠性、宽稳定工作范围的设计基础上。由 于发动机的发展要求不断提高推重比，因此，它必须 在更高压比和燃烧室进、出口温度下工作，同时期望 高功率下热力循环更有效，这将使未来的发动机工作 循环不可避免的产生较高的 NOx 和烟排放，因此，低 污染设计就成为韩国电影爱人在线观看
燃烧室性能的关键指标之一。其原因 为：（1）NOx 排放量影响民机获得适航证；（2） 排气冒 烟和 NO 2 的可见性影响军机的隐身性能；（3）为了使
1 现代燃烧室的技术特点
对于军、民用发动机燃烧室，其设计指标的相对 重要性可表述为：
（1）对于军用发动机燃烧室，燃烧效率高、火焰稳 定和高空点火好、NOx 少是关键指标；出口温度分布 均匀、总压损失小、寿命长、尺寸小、质量轻、冒烟少、 维修简单是很重要指标；CO 少是重要指标。
（2）对于民用发动机燃烧室，燃烧效率高、寿命长 和 NOx 少是关键指标；出口温度分布均匀、总压损失
第39 卷68航空发动机
小、尺寸小、质量轻、冒烟少、维修简单是很重要指标；火焰稳定、CO 少、成本低是重要指标。而火焰稳定不是关键指标。
燃烧室的设计和研发要进行多项技术指标的折中和权衡，如：（1）提高射流掺混，改善温度场，但
使压力损失增大，总压恢复系数降低；（2）缩短燃烧室长度，可能会引起低状态下燃烧效率过低；（3）采用空气雾化喷嘴提高了雾化质量，减少了排气冒烟，但熄火边界变差；（4）减少排气冒烟采取的主燃区设计会增加NOx 的排放；（5）为了提高火焰筒寿命，加强冷却，增加冷却空气量，这会减少掺混空气量在总空气量中的比例，影响燃烧室出口温度分布。
现代燃烧室的技术特点见表1。0.058 k g/daN·h，EJ200和M88 发动机的耗油率基本与第 3 代的持平。因此，可以认为，第４代发动机燃烧室的燃烧效率没有明显提高或略有提高。
（3）第3、４代军机燃烧室均为短环形燃烧室，其火焰筒长度/ 腔高比大部分＞2.0，只有АЛ31Ф和EJ200 发动机的＜2.0。F119 发动机的火焰筒长度/ 腔高比与F100 发动机的基本相同。因此，从第 3 代至第4 代发动机，火焰筒的长度并没有明显缩小。从燃烧室设计角度考虑，燃气在火焰筒中的停留时间和化学反应时间也已权衡在比较合适的范围，进一步缩短火焰筒长度需要创新结构。
（4）对于民航发动机，燃烧室出口温度稳定在1350 ℃左右。其耗油率平均为0.626 k g/daN·h，比军
机的耗油率平均低0.105 k g/daN·h。因此，民机燃烧
室在设计上提高燃烧效率仍然是极大的挑战。从增压比考虑，民机燃烧室的压比基本为25~38。
（5）F119、PW4084、V2500 和F100-PW-229 发动机均采用了浮壁燃烧室结构，减少了热应力。从
设计上强调了热端部件的维修性，这种结构火焰筒在高热容强度下由于冷却完好，能保证稳定可靠地工作。但采用浮壁板增加了燃烧室质量，一般约增加30%。
（6）美国多采用空气雾化喷嘴，欧洲常采用蒸发管，俄罗斯多采用压力雾化喷嘴，这与各国对喷嘴的研究和使用经验有关。从喷嘴雾化质量看，空气雾化喷嘴比压力雾化喷嘴的雾化粒度约小8~10 μm。
（7）第 3 代燃烧室的改进型和第 4 代F119 发动机燃烧室均强调了可靠性和维修性，不过分追求性能，保持燃烧室结构简单、费用合理、突出作战适用性和维修性。
2 燃烧室设计和研究方法的进展
2.1 燃烧室设计的重要改变
军用在研燃烧室的设计是在“高性能、长寿命、低成本”的综合要求下进行的。如综合高性能涡轮发动机技术计划（IHPTET-Ⅱ）要求燃烧室出口温度为2560 K 以上（按F119 发动机的1973 K 推算）、压力损失减少30%、质量比原来减少 15%（对 F119 发动机减少204 k g）、采购成本降低30%（比F119 发动机减少117 万美元）。燃烧室出口温度已接近煤油燃烧的极限温度2600 K。实现这些苛刻要求给设计带来极大
表 1 现代燃烧室的技术特点
主要性能参数燃烧室设计特点
发动机型号T3Sf c
kg d aN·h
F W形式火焰筒L h喷嘴πc
K
АЛ31Ф
F100-PW-100 F404
F110-G E-100 RB199
F119
EJ200
M88Ⅲ
V2500 PW4084 CFM56-3 CF6-80 GE90长函道
1665
1672
1589
1700
1600
1973
1850
1843
1700
1574
1646
1588期盼的拼音
1646-1703
0.795
0.680
金击子
0.750
0.700
0.662
0.622
0.740
0.898
0.585
0.602
0.680
0.602
23.8
25
25
30
23.5
26
26
25
28~36
34.2
23.9
31
8.20
7.80
8.00
7.20
7.93
＞10
10
9.4
5.84
6.0
5.5
6.8
短环
短环
短环
短环
短环
短环
短环
短环
短环
短环
短环
短环
短环
机加钣焊
机加环段机加
隔热涂层机加
无烟燃烧机加
锻造浮壁式
机加环涂层机
加多孔气膜
1.86
2.75
2.6
2.32
轻伤害鉴定标准2.06
2.80
1.73
1.96
28个压力雾化
16个空气雾化
18个组合空气雾化
20个双锥喷嘴
12个T型蒸发管
组合式空气雾化
蒸发管空气雾化
喷嘴
20个空气雾化
24个空气雾化
20个空气雾化
30个空气雾化
浮壁式2.0~2.32
浮壁式
机加双环腔职业裙
机加涂层机
加双环腔径
向分级
2.29
2.38
1.94
1.48 30个旋流杯压力雾化喷嘴
0.659* 25.3~39
从表中可以看出：
（1）第 3 代（推重比8）、第4 代（推重比 10）战斗机发动机燃烧室工作压比均在25 左右（F110 发动机燃烧室除外），即发动机的增压比没有明显增加。燃烧室出口温度第 3 代平均为1645 K，第 4 代平均为 1889 K，平均增加244 K。其中F119 发动机燃烧室出口温度比F100 发动机的增加了301 K。因此，第４代发动机推力明显增加，其中燃烧室出口温度提高是主要原因之一。
69第 6 期张宝诚：航空发动机燃烧室的现状和发展
（1）由于燃烧室进、出口温度的提高使火焰筒主燃区温度很高，火焰筒壁面温度相应升高，因此，需要更多的冷却空气用于火焰筒壁面冷却，这相应减少了火焰筒头部的进气量。
（2）火焰筒进气规律的创新设计与传统设计不同。传统设计是指主燃孔、掺混孔和气膜孔的进气规律；创新设计是指采用火焰筒头部和喷嘴的进气占总进气量的80%~85%，其余为气膜冷却进气的进
气规律，基本上无主燃孔和掺混孔，以此实现足够的温升和保证发动机循环工作中的燃烧效率。这更减少了火焰筒的冷却空气，与长寿命设计有很大矛盾。
（3）当增压比增大，燃烧室进口温度和工作温度升高，均使火焰筒工作热应力和机械应力增大，这对于长寿命设计又是重要的技术挑战。耐用火焰筒必须对燃烧室工作状态的变化不敏感，具有承受1000 次低循环疲劳和在最大状态工作温度下1 h 应力断裂的能力。据飞行使用统计，经过这种循环载荷和高温载荷试验考核的燃烧室寿命将损失70%。因此，在耐用火焰筒设计中必须贯彻发动机结构完整性设计。
（4）火焰筒头部进气量急剧增加，将使点火和火焰稳定更加困难，导致采用强旋流设计以稳定火焰；旋流流动又增加了混气在火焰筒中的停留时间，有利于完全燃烧。
range（5）减轻质量对先进燃烧室设计一直很重要。在已采用突扩扩压器和短火焰筒情况下，减轻质量和减少压力损失的主要方法是将扩压器和火焰筒头部整合在一起。此方法是 1 项创新研究。
（6）在研燃烧室设计的1 种趋势是火焰筒的长度和腔高比＜2，这不利于出口温度分布的均匀性。因此，必须使喷嘴喷出的燃油和空气充分混合，以获得涡轮和火焰筒都允许的合理温度分布。喷嘴和火焰筒头部组合设计不仅在第4 代燃烧室设计中采用，而且在推重比15 的发动机中也将进行更有效的优化和发展。
（7）环境保护法规的要求迫使在研燃烧室寻求 1 种可变旋流喷嘴，使其在低功率下进行富油稳定燃烧；在高功率下进行低污染排放燃烧。正在研究流体控制的变几何燃油喷嘴。
上述技术要求都是在权衡、折中，并通过优化来达到设计目标的。
2.2 燃烧室设计方法的进展进展。概括为：
（1）经验设计法。该方法以经验公式进行新燃烧室设计和性能研究。以试验为主，结合可用的经验公式进行。第2、3 代发动机燃烧室基本采用这种方法设计。新燃烧室设计要采用基准型燃烧室，并按新机的飞行包线进行燃烧室性能、寿命的预估。
（2）经验与计算燃烧动力学CCD 相结合方法。该方法在燃烧室改型中取得重要应用。20 世纪90 年代后，CCD 的进展已能够进行在研燃烧室的性能、寿命、污染排放水平评定，利用CCD 对设计过程进行定性指导。第4 代发动机燃烧室是这种设计方法的产物，美国应用该方法设计了15 个先进燃烧室和 3 个新结构燃烧室。该方法明显减少了试验次数，节省了研制时间。
（3）CCD 与验证性试验相结合的方法。该方法取决于CCD 计算的成熟度和计算值与试验测量值之差应在测量误差范围内。CCD 方法应能准确地预测燃烧室出口温度场、贫油熄火油/ 气比、3 维速度分布、壁温、NOx、CO 和 HC 值。对于NO x值的预测值应精确到与鉴定的发动机的起飞- 着陆循环（L T O）的实测值相当一致。新一代CCD 模拟计算的精度要求为：
a. CO 和HC、NOx、冒烟数SAE 的预测精度分别为 10%、±5%、2%；
b. 出口温度分布系数、平均径向温度分布系数、火焰筒壁最大温度的预测精度为±0.03、±0.015、±3.5；
c. 燃烧室压降、慢车贫油熄火油/ 气比的预测精度为±0.25（%P2）、±0.001；
d. 火焰筒周向、轴向热点位置的预测精度为±0.1×出口截面、±0.01×燃烧室长度。
采用CCD 计算出的燃烧室方案应经过试验的验证和检验。这些试验应包括单管试验、扇形段试验、全环试验和试验机上的试验，试验件的修改量应很小。
3 创新燃烧室
3.1 驻涡燃烧室
GE 公司和美国空军研究实验室曾联合开发了用于航空发动机的驻涡燃烧室TVC （Trapped V o r te x C ombu s to r），样机（如图 1 所示）已通过性能评估。曾进行了驻涡燃烧室的基础试验和大量数值模拟，其主要研究结果有：（1）环腔内速度较大，使油气混合速率提高 2 倍。整个燃烧反应都限制在腔内。（2）驻涡腔内气体卷吸空气流较少时，产生富油现象。腔内温度瞬
驻混腔油双驻涡气混
合物增加腔空气
主气流+很好混合的
主空气燃油
燃烧室空气
驻涡腔油气增加腔空气
混合物双驻涡
5
A
B 2 1
4 3
旋风式旋流器
预混旋风火焰区
值班/ 旋风相互
值班级
影响区
值班回流区
第39 卷
70航空发动机
态值为2100 K 左右。（3）地面点火、贫油熄火、高空点火均优于常规旋流燃烧室50%，燃烧效率达到99% 以上；稳定工作范围比传统燃烧室宽40%；（4）凹腔中温升约1670 K。
嘴 4 进入，由旋流器 3 进入的空气量足以使空气在与
A 区热燃气掺混时形成高速气流，缩短混合气在高温
B 区的停留时间，以减少NO x排放。RQL 燃烧室的深入研究包括主燃区扩散、冲击冷却的燃烧室试验和数值模拟，以获得超低的NO
x
排放。
3.3 双环腔预混旋流（T A PS）燃烧室
TAPS 燃烧室主要应用于民用发动机，主要为了降低NO x。NO x 排放要求具体为：对πc=30，CA E P2（1996 年）规定NO x 为32＋1.6×πc，即80 g/k N；CAEP4 （2004 年）规定NO x 为7＋2.0×πc，即 67 g/k N。
（1）第3 代低污染设计技术均在必须保证燃油效率的同时减少NOx。第3 代低污染燃烧室采用贫油头部、双环腔（DA C）燃烧室。DA C 燃烧室外头部用于使可操作性和低功率最佳化；内头部用于在大功率下使NOx 减至最少。
按NASA 计划，实现30%CAEP2 减少，即对总压比πc=30 的发动机，NOx 的排放为19.2 g/k N。低污染
单（SAC）、双（DAC）头部技术都不能实现 30%的CAEP2 要求。基于此要求研发了TAPS 燃烧室。
（2）TAPS 燃烧室实际采用径向分级燃烧技术，即采用常规值班燃烧技术和预混燃烧技术。T APS 燃烧室模型如图 3 所示。从图中可见燃烧室头部的气流结构。其中预燃级包括 1 个高旋流的压力雾化喷嘴。其周围包围 2 个使气流共同旋转的旋流器，帮助产生高雾化质量，适合于起动和小功率状态时。同心外旋流器构成预混燃烧的主燃级，采用喷嘴压力控制逻辑进行燃料分级。
图 1 驻涡燃烧室试验装置
驻涡燃烧室的特点如下：
（1）驻涡燃烧室是１个分级燃烧室，即预燃级和
主燃级。在小功率时仅预燃区工作，主流不供油，燃烧
后CO、UHC 均较低，点火、贫油熄火范围宽；在大功
率时预燃区把增加的燃油引入主流中，主燃区低于化
学当量比，以减少NO x。凹腔设计关键是促进旋流稳
定在腔内，以使引入的燃油和空气在腔内有效混合、
燃烧并形成稳定的火焰区。
（2）驻涡燃烧室的主要问题是凹腔后壁的耐久
性。燃油从前壁进入，火焰直接冲击后壁。在进口温度
为865 K，压力为 2.0 MPa 以上，一些壁温达1310 K，
凹腔后壁有损伤。
（3）驻涡燃烧室火焰稳定性明显高于传统燃烧室
的。在军机上具备可应用性。
3.2 富燃- 快掺混- 贫燃（R Q L）燃烧室
RQL 燃烧室是美国PW 公司与 GE 公司竞争开
发的 1 种轴向分级燃烧室（如图2 所示）。部分研究成
果已在PW4098、PW4158、PW4168 等民用发动机上
获得应用。军用发动机尚未采用。
图 3 双环腔预混旋流 TAPS 燃烧室模型图 2 RQL 技术的轴向分级燃烧室
图中 A 区为慢车区，B 为主燃区。在慢车状态掺混的燃油经喷嘴 2 喷入，空气由旋流器 1 进入。A 区中流速低，燃油和空气掺混充分，从而使富油混气中
（3）进入燃烧室的空气除用于火焰筒头部和火焰筒体冷却外，均进入预燃级旋流器和旋风旋流器，构成了引燃（值班）回流区、值班/ 旋风相互作用区和预
1 2
3
闭环自激发系统
燃烧过程燃烧时声学
+
+
作动筒控制器传感器71
第 6 期张宝诚：航空发动机燃烧室的现状和发展
（4）TAPS 燃烧系统的空气动力设计和研发过程广泛采用单管燃烧室模型试验—扇形段试验—全环燃烧室试验—发动机试验。应用 CCD 技术定性了解试验件。
在CFM56-7B 发动机上，进行了发动机性能、排放、恶劣天气和耐久性（4000 次模拟叶片循环）试验；DAC TAPS 试验是GE90 发动机在全尺寸环形燃烧室试验器上进行（如图4、5 所示）的。压制时收缩率很大。冷却后，加工件尺寸和模具尺寸之间的偏差可达18%。（5）陶瓷材料对冲击载荷非常敏感，脆性大，加载时无塑性变形。（6）陶瓷材料零件的最大缺点是对各种应力集中很敏感，在高温下仍保持很大的局部载荷。几种陶瓷材料及其特性见表2。
表 2 几种常用陶瓷材料的特性
热膨胀
系数
α/×106
1/（K）
热传导
系数β/
W/m·K
强度极限/M Pa密度弹性模量
名称
ρ/×103
（k g/m3）
E/×10-5
/M Pa
800 ℃1400 ℃
300
450
600
900
300
450
300
200
2.6百家姓姓氏
3.15
5.70
7.90
1.8
4.0
2.0
1.7
3.0
4.5
9.8
15.0
9
40
25
25
氮化硅（S i3N4）
碳化硅（SiC）
氧化锆（ZrO2）
高温合金钢
图 4 T ech56/CF M SAC TAPS 用于发动机试验图 5 GE90 DAC TAPS 用于
全环燃烧试验器试验
沾亲带故什么意思
从表 2 中可见，氮化硅和碳化硅的强度是高温合
金钢的1.5～2.5 倍，氧化锆加热到1400 K 时其强度
也为高温合金钢的1.5 倍；氮化硅的导热系数很小，
可用作隔热屏。所有陶瓷材料的密度均小于高温合金
钢，这使陶瓷材料零件的质量减轻。
2000 年后，航空发达国家已进行了陶瓷火焰筒
在发动机上的试验验证，第5 代发动机燃烧室中应用
陶瓷材料的目标温度为1900 K。陶瓷火焰筒应采用
分段结构。
4 主动燃烧控制
主动燃烧控制包括燃烧不稳定性控制、温度分布
不均匀控制和污染排放物最少控制。
4.1 燃烧不稳定性控制
燃烧不稳定性主要是燃烧过程和声场相互作用
的结果。加热和燃烧室中声的耦合可以引发自激声学
不稳定性。主动燃烧控制要采用随时间可变化的硬件
（如图 6 所示）来破坏燃烧过程和声场之间耦合以干
扰燃烧过程，在发动机上主要采用调节燃油流量的方
（5）GE 公司和NASA 合作，拟以TAPS 燃烧室为基础，到2025 年实现NOx 降低至 CAEP2 规定的
20%。
3.4 多喷嘴单元体燃烧室
多喷嘴单元体燃烧室如图 6 所示。其特点是喷嘴3 的数量很多，燃油在流入燃烧区之前进行预先混合，有大量的单元体喷嘴 2，超
过100 个。其分 3 层排列
在火焰筒前壁上，其中最
喷嘴相比流量更大。图 6 多喷嘴单元体燃烧室采用单元体燃烧室可以组成多个单独区域，其中每个区域都可以对应确定的发动机工作状态进行优化。RR 公司认为选择适当的单元体结构可以优化燃烧室性能，影响燃烧室起动和N Ox 质量分数的燃油在燃烧区的停留时间，在慢车状态下，燃烧室火焰筒的主燃区的油/ 气比大小决定燃烧效率的高低。
单元体结构的 1 个非常重要的优点是允许调整单个单元体喷嘴或几个扇形段的工作。
3.5 陶瓷燃烧室
第5 代发动机采用陶瓷燃烧室是主要研发方向之一。陶瓷材料的优、缺点主要有：（1）陶瓷材料的热稳定性与最难熔的金属相当。如碳化硅（SiC）的熔解温度为3000 K。（2）可形成隔热层，防止高温燃气对部件的对
